基于自抗擾滑模理論的傾轉旋翼飛行器非線性姿態控制研究

潘震 池程芝 張競凱 李鐵穎

DOI：10.19297/j.cnki.41-1228/tj.2018.06.007

摘要：傾轉旋翼飛行器具有非定常、非線性、不同通道耦合明顯和控制冗余等特性。本文基于分體法和Pitt-Peters動態入流理論建立的非線性模型能夠很好模擬該類飛行器氣動力學特征。結合自抗擾控制理論、滑模控制理論和動態面控制理論的新型自抗擾滑模控制算法，利用跟蹤微分器得到對象姿態角和姿態角速度的指令，利用基于滑模理論的新型滑模擴張狀態觀測器估計內外部干擾，包括模型誤差和多通道耦合等。該新型算法具有對被控對象攝動和內外部干擾適應能力強、參數清晰等優點。不同飛行狀態的仿真結果表明，該算法具有較好的控制效果和魯棒性。

關鍵詞：傾轉旋翼飛行器;非線性模型;自抗擾滑模控制;跟蹤微分器;滑模擴張狀態觀測器

中圖分類號：TJ760;TP273文獻標識碼：A文章編號：1673-5048（2018）06-0044-06[SQ0]

0引言

傾轉旋翼飛行器具備直升機模式下的垂直起降和飛機模式下的高速巡航雙重能力。該型飛機結構復雜，直升機模式下的旋翼產生的下洗氣流嚴重影響機翼的穩定性，機體的中心位置和慣性積在飛行模式轉換的過程中變化較大，不同通道之間存在較大的耦合效應等[1]，對其控制算法的設計提出了挑戰。

為解決上述問題，NASA依據大量飛行數據提出了通用傾轉旋翼飛行器仿真模型[2-3]，然而由于模型過于復雜，不適用于設計控制算法，需要簡化。Klein根據傾轉旋翼分析問題搭建了一個線性化模型[4]，但是還不夠簡潔。傳統線性化模型的PID或者其他控制算法必須在多個配平點調整參數，使得控制器相對復雜。Kleinhesselink簡化了旋翼和機翼之間的耦合，使得模型脫離了實際飛行數據[5]。反演PID算法能夠實現不同狀態下的姿態穩定，但震蕩比較嚴重[6]。

本文針對傾轉旋翼飛行器在飛機模式下不同飛行狀態設計了統一參數的自抗擾滑模控制算法，基于Pitt-Peters動態入流理論設計了非線性耦合模型，該算法利用跟蹤微分器以獲取姿態角和姿態角速度指令，利用滑模擴張狀態觀測器獲取各類干擾觀測量，最后基于動態面控制理論設計新型控制算法。

1數學模型

以XV-15的飛機模式為基準，模型根據分體法設計，包括旋翼、機身、機翼、垂尾和平尾[2，5]。本節給出了XV-15的動力學和運動學方程，模型基于空氣坐標系和機體坐標系搭建。

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